[發明專利]一種導彈尾段用底部熱防護與熱密封結構

有效

• 申請號: 201710718674.9
• 申請日: 2017-08-21
• 公開（公告）號: CN107664465B
• 公開（公告）日: 2019-06-18
• 發明（設計）人: 陳增奎;陳新民;尹立中;陳世立;張浩;范新中;盧鑫;陳松;石航;夏艷;梁祖典;于賀;雷豹;王宇銳;單亦姣;許俊偉;劉曉明;隗合怡;陳皓;李新田;劉珺怡
• 申請（專利權）人: 中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: F42B15/00
• 分類號: F42B15/00;F16J15/10
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 龐靜

本發明提供了一種導彈尾段用底部熱防護與熱密封結構，該包括環狀層壓高硅氧/酚醛防熱板、金屬基柔性石墨密封環和環狀金屬底板，環狀金屬底板內側截面呈臺階狀，環狀金屬底板與層壓高硅氧/酚醛防熱板固定連接，在內側形成一個環形凹槽，金屬基柔性石墨密封環由環形平面和環形壁面拼接而成，其環形截面為“Γ”形，金屬基柔性石墨密封環的環形平面嵌入在環形凹槽內，金屬基柔性石墨密封環與環形平面垂直的環形壁面向環狀金屬底板方向延伸，環狀金屬底板固定安裝在導彈尾部底部金屬殼體上，金屬基柔性石墨密封環環形壁面套裝在發動機噴管外側，金屬基柔性石墨密封環膨脹系數和溫升小于發動機噴管，隨發動機噴管變形，實現動態熱防護和熱密封。

技術領域

本發明設計一種熱防護與熱密封結構，特別是適用于超聲速巡航導彈固體發動機尾段底部的熱防護與熱密封結構，屬于超聲速巡航導彈固體發動機尾段底部防隔熱設計技術領域。

背景技術

超聲速巡航導彈以出色的“攔截、摧毀、機動、威脅”等各項戰技能力，而具有極其重要的商業和軍事應用價值。隨著導彈飛行速度的不斷提高，由氣動加熱引起的熱環境變得越來越嚴酷，主要表現為氣動加熱溫度越來越高，加熱時間越來越持久。尤其是超聲速巡航導彈固體發動機噴管的尾段底部始終承受固體發動機噴管火焰的高密度輻射熱流加熱，熱環境條件極其嚴酷，尾段底部靠近噴管附件的溫度高達1400℃～1600℃。在固體發動機工作時間段，發動機徑向單邊的膨脹變形約3mm，且發動機噴管出口端面相對于噴管喉部端面伸長約2.5mm，噴管徑向單邊的膨脹變形約1mm。尾段殼段內安裝由舵機控制器、脫插控制器等儀器設備，工作溫度要求為155℃以下。因此，超聲速巡航導彈固體發動機尾段底部尾段用底部熱防護結構，需滿足熱變形匹配、熱防護以及熱密封要求。

內埋中程超聲速空地導彈的尾段殼段外形包絡Φ600mm×φ589mm×550mm，底部防熱板的安裝空間10.0mm，發動機噴管出口端面突出尾段殼段外端面1mm。助推段固體發動機工作時長約21s，最大輻射熱流為508.88kW/m²。

目前的尾段殼段的底部防熱板多采用TR-42B防熱涂層+金屬基體的防熱結構形式，該方法形式簡單，僅適用于發動機噴管出口端面突出尾段殼段外端面超大距離(L≥150mm)且底部防熱板與發動機噴管無需密封措施的設計條件，不適用于發動機噴管出口端面突出尾段殼段外端面超小距離(L＝1.0mm)的工作工況。

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供一種導彈尾段用底部熱防護與熱密封結構，該結構采用層壓高硅氧/酚醛防熱板+金屬基柔性石墨密封環+環形金屬板實現發動機噴管出口端面突出尾段殼段外端面超小距離下的動態熱密封。

本發明的技術解決方案是：一種導彈尾段用底部熱防護與熱密封結構，其特征在于包括環狀層壓高硅氧/酚醛防熱板、金屬基柔性石墨密封環和環狀金屬底板，層壓高硅氧/酚醛防熱板為環形，其內徑大于受熱膨脹之后的發動機噴管外徑，外徑小于等于尾段金屬殼體直徑，環狀金屬底板內側截面呈臺階狀，環狀金屬底板與層壓高硅氧/酚醛防熱板固定連接，在內側形成一個環形凹槽，金屬基柔性石墨密封環由環形平面和環形壁面拼接而成，其環形截面為“Γ”形，金屬基柔性石墨密封環的環形平面嵌入在環形凹槽內，金屬基柔性石墨密封環與環形平面垂直的環形壁面向環狀金屬底板方向延伸，環狀金屬底板固定安裝在導彈尾部底部金屬殼體上，金屬基柔性石墨密封環環形壁面套裝在發動機噴管外側，金屬基柔性石墨密封環膨脹系數和溫升小于發動機噴管，隨發動機噴管變形，實現對導彈尾部底部輻射熱流的動態熱防護和熱密封。

沿軸向方向，金屬基柔性石墨密封環在凹槽內與高硅氧復合材料防熱底板和環狀金屬底板之間均保留預設的軸向匹配間隙，所述軸向匹配間隙大于發動機噴管在軸向上的熱膨脹變形量；沿徑向方向，金屬基柔性石墨密封環的環形平面的外徑與環形凹槽的外徑之間保留預設的徑向匹配間隙，所述徑向匹配間隙大于發動機噴管在徑向上的熱膨脹變形量。

所述金屬基柔性石墨密封環為柔性膨脹石墨加不銹鋼套襪式絲網增強密封環。